專利名稱：一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導(dǎo)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種返回飛行器再入制導(dǎo)方法，特別是小升阻比高速返回跳躍式再入飛行器初次再入段的橫向制導(dǎo)方法，可以直接應(yīng)用于探月返回飛行器的再入制導(dǎo)。
背景技術(shù)：
以神舟飛船返回艙為代表的一類小升阻比飛行器，在再入地球大氣的過程中，需要通過調(diào)整升力的方向來改變再入航跡，從而實(shí)現(xiàn)對再入落點(diǎn)的橫向控制。當(dāng)再入飛行器的升力方向偏向左側(cè)時(shí)，飛行器的速度方向?qū)⑾蜃髠?cè)偏移，從而實(shí)現(xiàn)向左側(cè)的轉(zhuǎn)向；同理，當(dāng)再入飛行器的升力方向偏向右側(cè)時(shí)，飛行器的速度方向?qū)⑾蛴覀?cè)偏移，從而實(shí)現(xiàn)向右側(cè)的轉(zhuǎn)向?？紤]包含飛行器速度矢量的當(dāng)?shù)劂U錘面，則升力矢量與該平面的夾角即定義為傾側(cè)角；當(dāng)傾側(cè)角為正時(shí)，飛行器的升力方向?qū)⒀厮俣确较蝽槙r(shí)針滾動(dòng)。因此，升力的方向即由傾側(cè)角的正負(fù)所決定。而再入飛行器器的橫向制導(dǎo)律就是要恰當(dāng)?shù)倪x擇傾側(cè)角的符號。
通常的橫向制導(dǎo)方法采用固定漏斗的方法，即飛行器在某個(gè)側(cè)向超出一定的范圍后，傾側(cè)角就改變符號，從物理上講，就是要將升力的方向改變?yōu)樵瓉淼姆聪?，從而將升力的水平分量轉(zhuǎn)換到減小側(cè)向偏差的方向上。該方法在神舟飛船的返回中得到了成功的應(yīng)用，具有良好的效果。但是對于跳躍式再入的初次再入段，現(xiàn)有的固定漏斗橫向制導(dǎo)方法有了一定的不足，主要表現(xiàn)為對射向的控制精度不夠，出現(xiàn)了二次再入點(diǎn)橫向偏離過大的情況。這是由于原有的固定漏斗橫向制導(dǎo)方法以橫向航程偏差和橫向速度偏差作為漏斗設(shè)計(jì)的基本變量，對于月球返回高速再入的飛行器，當(dāng)使用跳躍式再入彈道以提高射程從而到達(dá)期望的落點(diǎn)位置時(shí)，在初次再入后會有一段躍出大氣的開普勒段。當(dāng)返回式飛行器躍出大氣后，其飛行航跡在慣性空間保持不變，其大氣外飛行航跡直接相關(guān)于躍出點(diǎn)的速度大小和方向。如果返回式飛行器躍出時(shí)速度方向發(fā)生偏差，會引起彈道在慣性空間發(fā)生偏移，進(jìn)而影響二次再入點(diǎn)的位置。傳統(tǒng)的橫向制導(dǎo)方法沒有考慮到開普勒段的影響，一方面會將躍出時(shí)的速度方向控制在某個(gè)固定值(期望的速度方向Vtl)附近，不能根據(jù)偏差情況動(dòng)態(tài)得調(diào)整速度的方向；另一方面由于躍出點(diǎn)位置偏差的影響，會帶來速度方向散布的進(jìn)一步加大。這兩方面的影響，會造成橫向偏差在開普勒段可能會進(jìn)一步放大。需要指出，這里的期望的速度方向是根據(jù)任務(wù)要求預(yù)先設(shè)定的，當(dāng)初次再入的初始條件偏離預(yù)設(shè)值較小時(shí)，利用該方法可以有效的控制橫向偏差，從而為二次再入創(chuàng)造良好的初始條件。但是當(dāng)初次再入的初始條件偏離預(yù)設(shè)狀態(tài)時(shí)，特別是橫向偏移較大時(shí)(造成這個(gè)現(xiàn)象的原因很多，包括中途軌道修正的測控誤差，時(shí)間偏差等)，會對最終結(jié)果帶來較大的影響。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導(dǎo)方法，利用該方法能夠有效的修正二次再入點(diǎn)橫向位置偏差，進(jìn)而降低開傘點(diǎn)的橫向偏差。
本發(fā)明包括如下技術(shù)方案一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導(dǎo)方法，包括如下步驟(I)利用導(dǎo)航信息獲得再入點(diǎn)位置偏差；所述再入點(diǎn)位置偏差包括再入點(diǎn)橫向偏移Λ Z，和縱向偏移AR ;(2)根據(jù)獲得的位置偏差對期望的速度方向Vtl進(jìn)行修正獲得修正后的期望的速度方向Ψ ;(3)根據(jù)飛行器當(dāng)前的航程RNavi計(jì)算允許的速度方向誤差Λ Vliffl ；(4)根據(jù)導(dǎo)航信息計(jì)算出再入飛行器當(dāng)前的速度方向；(5)判斷是否改變傾側(cè)角符號，當(dāng)I> Δ ￥lim時(shí)，則改變傾側(cè)角符號；否則，傾側(cè)角符號不變。所述修正后的期望的速度方向Ψ的計(jì)算公式如下Ψ = Ψ0+Δ ψ，其中
，K1與K2為補(bǔ)償增益系數(shù)，Rltep為標(biāo)稱條件下的開普勒段航程。
所述允許的速度方向誤差Λ ￥lim的計(jì)算公式如下

權(quán)利要求
1.一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導(dǎo)方法，其特征在于，包括如下步驟 (1)利用導(dǎo)航信息獲得再入點(diǎn)位置偏差；所述再入點(diǎn)位置偏差包括再入點(diǎn)橫向偏移Λ Z，和縱向偏移AR ； (2)根據(jù)獲得的位置偏差對期望的速度方向Vtl進(jìn)行修正獲得修正后的期望的速度方向Ψ ; (3)根據(jù)飛行器當(dāng)前的航程&_計(jì)算允許的速度方向誤差△Vlim ; (4)根據(jù)導(dǎo)航信息計(jì)算出飛行器當(dāng)前的速度方向VNavi。
(5)判斷是否改變傾側(cè)角符號，當(dāng)II > Δ Vlim時(shí)，則改變傾側(cè)角符號； 否則，傾側(cè)角符號不變。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導(dǎo)方法，其特征在于，所述修正后的期望的速度方向Ψ的計(jì)算公式如下Ψ = Ψ0+Δ Ψ，其中A v AZ^K2AR = Rk _μ-^ι與K2為補(bǔ)償增益系數(shù)，RKep為標(biāo)稱條件下的開普勒段航程。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導(dǎo)方法，其特征在于，所述允許的速度方向誤差△ Vlim的計(jì)算公式如下
全文摘要
本發(fā)明公開了一種跳躍式再入飛行器初次再入段橫向制導(dǎo)方法，根據(jù)再入點(diǎn)的位置偏差對期望的速度方向ψ0進(jìn)行修正獲得修正后的期望的速度方向ψ；根據(jù)飛行器當(dāng)前的航程RNavi計(jì)算允許的速度方向偏差Δψlim；根據(jù)導(dǎo)航信息計(jì)算出當(dāng)前的速度方向ψNavi；判斷是否改變傾側(cè)角符號，當(dāng)|ψNavi-ψ|＞Δψlim時(shí)，則改變傾側(cè)角符號；否則，傾側(cè)角符號不變。本發(fā)明以再入飛行器速度方向作為轉(zhuǎn)換傾側(cè)角符號的主要依據(jù)，并設(shè)定恰當(dāng)?shù)脑试S的速度方向偏差閾值，同時(shí)根據(jù)再入初始條件來動(dòng)態(tài)調(diào)整期望的速度方向；從而能夠有效的修正二次再入點(diǎn)橫向位置偏差，進(jìn)而降低開傘點(diǎn)的橫向偏差。
文檔編號G05D1/10GK102880187SQ20121035527
公開日2013年1月16日 申請日期2012年9月21日 優(yōu)先權(quán)日2012年9月21日
發(fā)明者張釗, 胡軍, 楊鳴, 董文強(qiáng) 申請人:北京控制工程研究所